JP2022157287A - Electric power supply system - Google Patents

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章徳 北
Akinori Kita
大昂 堤
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Abstract

To provide an electric power supply system in which a plurality of component groups connected to one power source are properly combined.SOLUTION: An electric power supply system 23 includes: rotors which generate at least one of a lift force and a thrust force of an air craft 10; component groups 24 each comprising a plurality of electric components which rotate the rotors; and batteries 32 which supply electric power to the component groups 24. The electric power supply system 23 has VTOL rotors 20 and cruise rotors 22 as the rotors and has VTOL component groups and cruise component groups as the component groups 24. The VTOL component groups and the cruise component groups are supplied with electric power from the same battery 32.SELECTED DRAWING: Figure 2

Description

本発明は、航空機のロータを回転させるための電気コンポーネントに電力を供給する電力供給システムに関する。 The present invention relates to power supply systems for powering electrical components for rotating aircraft rotors.

特許文献１には、電動垂直離着陸機（ｅＶＴＯＬ機）と称される航空機が示される。この航空機は、複数の離着陸用ロータ（ＶＴＯＬロータという）と、複数の巡航用ロータ（クルーズロータという）と、を備える。各ロータは、電動モータに接続される。電動モータは、駆動回路（インバータ等）を介して電源に接続される。 Patent Document 1 shows an aircraft called an electric vertical take-off and landing (eVTOL) aircraft. This aircraft includes a plurality of rotors for takeoff and landing (referred to as VTOL rotors) and a plurality of rotors for cruise (referred to as cruise rotors). Each rotor is connected to an electric motor. The electric motor is connected to a power source via a drive circuit (inverter, etc.).

米国特許出願公開第２０２０／０１１５０４５号明細書U.S. Patent Application Publication No. 2020/0115045

特許文献１には、電動モータ、駆動回路等の電気コンポーネントを有するコンポーネント群の詳細が開示されていない。仮に、１つの電動モータに対して１つの電源を設けると、電動モータの数だけ電源及び配線が必要となる。このため、電源及び配線の総重量が重くなる。対して、複数の電動モータに対して１つの電源を設けることで、電源及び配線の総重量は軽くなる。この場合、複数のコンポーネント群を適切に組み合わせたうえで、１つの電源に対して接続することが望ましい。 Patent Document 1 does not disclose details of a group of components including electrical components such as an electric motor and a drive circuit. If one power supply were provided for one electric motor, power supplies and wiring would be required for the number of electric motors. Therefore, the total weight of the power supply and wiring is increased. On the other hand, by providing one power supply for a plurality of electric motors, the total weight of the power supply and wiring can be reduced. In this case, it is desirable to appropriately combine a plurality of component groups and connect them to one power source.

本発明はこのような課題を考慮してなされたものであり、１つの電源に対して接続される複数のコンポーネント群を適切に組み合わせた電力供給システムを提供することを目的とする。 SUMMARY OF THE INVENTION The present invention has been made in consideration of such problems, and an object of the present invention is to provide a power supply system in which a plurality of component groups connected to a single power supply are appropriately combined.

本発明の第１の態様は、
航空機の揚力と推力の少なくとも一方を発生させるロータと、
前記ロータを回転させる複数の電気コンポーネントからなるコンポーネント群と、
複数の前記電気コンポーネントに電力を供給するバッテリと、
を備える電力供給システムであって、
前記ロータとして、前記航空機の垂直方向の移動時に揚力を発生させるＶＴＯＬロータと、前記航空機の水平方向の移動時に推力を発生させるクルーズロータと、を有し、
前記コンポーネント群として、前記ＶＴＯＬロータに対応するＶＴＯＬコンポーネント群と、前記クルーズロータに対応するクルーズコンポーネント群と、を有し、
前記ＶＴＯＬコンポーネント群と前記クルーズコンポーネント群は、同じ前記バッテリから電力を供給される。 A first aspect of the present invention is
a rotor that generates at least one of lift and thrust for the aircraft;
a component group consisting of a plurality of electrical components for rotating the rotor;
a battery that powers a plurality of said electrical components;
A power supply system comprising
The rotors include a VTOL rotor that generates lift when the aircraft moves in the vertical direction, and a cruise rotor that generates thrust when the aircraft moves in the horizontal direction,
The component group includes a VTOL component group corresponding to the VTOL rotor and a cruise component group corresponding to the cruise rotor,
The VTOL components and the cruise components are powered by the same battery.

本発明の第２の態様は、
航空機の揚力と推力の少なくとも一方を発生させるロータと、
前記ロータを回転させる複数の電気コンポーネントからなるコンポーネント群と、
複数の前記電気コンポーネントに電力を供給するバッテリと、
を備える電力供給システムであって、
前記ロータとして、前記航空機の垂直方向の移動時に揚力を発生させ且つ互いに反力を打ち消しあう２つの第１ＶＴＯＬロータ及び２つの第２ＶＴＯＬロータと、前記航空機の水平方向の移動時に推力を発生させる第１クルーズロータ及び第２クルーズロータと、を有し、
前記コンポーネント群として、２つの前記第１ＶＴＯＬロータに対応する２つの第１ＶＴＯＬコンポーネント群と、２つの前記第２ＶＴＯＬロータに対応する２つの第２ＶＴＯＬコンポーネント群と、前記第１クルーズロータに対応する第１クルーズコンポーネント群と、前記第２クルーズロータに対応する第２クルーズコンポーネント群と、を有し、
前記バッテリとして、第１バッテリと、第２バッテリと、を有し、
２つの前記第１ＶＴＯＬコンポーネント群と前記第１クルーズコンポーネント群は、前記第１バッテリから電力を供給され、２つの前記第２ＶＴＯＬコンポーネント群と前記第２クルーズコンポーネント群は、前記第２バッテリから電力を供給される。 A second aspect of the present invention is
a rotor that generates at least one of lift and thrust for the aircraft;
a component group consisting of a plurality of electrical components for rotating the rotor;
a battery that powers a plurality of said electrical components;
A power supply system comprising
As the rotors, there are two first VTOL rotors and two second VTOL rotors that generate lift when the aircraft moves vertically and counteract each other's reaction forces, and a first VTOL rotor that generates thrust when the aircraft moves horizontally. a cruise rotor and a second cruise rotor;
The component groups include two first VTOL component groups corresponding to the two first VTOL rotors, two second VTOL component groups corresponding to the two second VTOL rotors, and a first cruise rotor corresponding to the first cruise rotor. a component group and a second cruise component group corresponding to the second cruise rotor;
having a first battery and a second battery as the batteries,
Two of the first VTOL component groups and the first cruise component group are powered by the first battery, and two of the second VTOL component groups and the second cruise component group are powered by the second battery. be done.

本発明によれば、１つの電源に対して接続される複数のコンポーネント群を適切に組み合わせることができる。 According to the present invention, it is possible to appropriately combine multiple component groups connected to one power supply.

図１は上から見た航空機の模式図である。FIG. 1 is a schematic diagram of an aircraft viewed from above. 図２は電力供給システムにおける各々のロータ及び各々のコンポーネント群の配置を示す図である。FIG. 2 is a diagram showing the arrangement of each rotor and each component group in the power supply system. 図３は電力供給システムの回路を示す図である。FIG. 3 is a diagram showing the circuit of the power supply system. 図４は電力供給システムの制御ブロックを示す図である。FIG. 4 is a diagram showing control blocks of the power supply system. 図５は離陸後の経過時間とインバータの入力電力を示す図である。FIG. 5 is a diagram showing the elapsed time after takeoff and the input power of the inverter. 図６は飛行状態の変化に伴う揚力を発生させる主体の変化を示す図である。FIG. 6 is a diagram showing changes in the main body that generates lift accompanying changes in flight conditions. 図７は電力供給システムにおける各々のロータ及び各々のコンポーネント群の配置を示す図である。FIG. 7 is a diagram showing the arrangement of each rotor and each component group in the power supply system. 図８は電力供給システムの回路を示す図である。FIG. 8 is a diagram showing the circuit of the power supply system.

以下、本発明に係る電力供給システムについて、好適な実施形態を挙げ、添付の図面を参照して詳細に説明する。 BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION A power supply system according to the present invention will be described in detail below with reference to preferred embodiments and with reference to the accompanying drawings.

［１ 航空機１０の構成］
図１を用いて航空機１０の構成を説明する。本実施形態では、航空機１０として、駆動源を電動モータ２６（図２）とするロータで揚力及び推力を発生させる電動垂直離着陸機（ｅＶＴＯＬ機）を想定する。更に、本実施形態では、航空機１０として、ハイブリッド航空機を想定する。ハイブリッド航空機は、バッテリ３２（図２）から供給される電力で電動モータ２６を動作させることができ、モータジェネレータ４２（図３）から供給される電力で電動モータ２６を動作させることができる。また、ハイブリッド航空機は、バッテリ３２を充電することができる。 [1 Configuration of Aircraft 10]
The configuration of the aircraft 10 will be described with reference to FIG. In this embodiment, the aircraft 10 is assumed to be an electric vertical take-off and landing aircraft (eVTOL aircraft) in which lift and thrust are generated by a rotor having an electric motor 26 (FIG. 2) as a drive source. Furthermore, in this embodiment, the aircraft 10 is assumed to be a hybrid aircraft. The hybrid aircraft may operate the electric motor 26 with power supplied from the battery 32 (FIG. 2), and may operate the electric motor 26 with power supplied from the motor generator 42 (FIG. 3). Also, the hybrid aircraft may charge the battery 32 .

航空機１０は、胴体１２と、前翼１４と、後翼１６と、２つのブーム１８と、８つのＶＴＯＬロータ２０と、２つのクルーズロータ２２と、を備える。 Aircraft 10 includes a fuselage 12 , front wings 14 , rear wings 16 , two booms 18 , eight VTOL rotors 20 and two cruise rotors 22 .

前翼１４は、胴体１２の前部に接続され、航空機１０が前方へ移動するときに揚力を発生させるように構成される。後翼１６は、胴体１２の後部に接続され、航空機１０が前方へ移動するときに揚力を発生させるように構成される。 A nose wing 14 is connected to a forward portion of the fuselage 12 and is configured to generate lift as the aircraft 10 moves forward. The trailing wing 16 is connected to the rear of the fuselage 12 and is configured to generate lift as the aircraft 10 moves forward.

２つのブーム１８は、胴体１２の右方に配置される右側のブーム１８Ｒと、胴体１２の左方に配置される左側のブーム１８Ｌと、からなる。２つのブーム１８は、前翼１４及び後翼１６に接続され、前翼１４及び後翼１６を介して胴体１２に接続される。ブーム１８Ｒ及びブーム１８Ｌは、ともに４つのＶＴＯＬロータ２０を支持する。 The two booms 18 consist of a right boom 18R arranged on the right side of the fuselage 12 and a left boom 18L arranged on the left side of the fuselage 12. As shown in FIG. Two booms 18 are connected to the fore and aft wings 14 and 16 and are connected to the fuselage 12 via the fore and aft wings 14 and 16 . Boom 18R and boom 18L together support four VTOL rotors 20 .

ＶＴＯＬロータ２０は、航空機１０の垂直離陸時、垂直離陸から巡航への移行時、巡航から垂直着陸への移行時、垂直着陸時、及び、停止飛行時に使用される。ＶＴＯＬロータ２０の回転軸は上下方向と平行になるように配置される。ＶＴＯＬロータ２０は、回転軸を中心にして回転して揚力を発生させる。 The VTOL rotor 20 is used during vertical takeoff of the aircraft 10, transition from vertical takeoff to cruise, transition from cruise to vertical landing, vertical landing, and stationary flight. The rotation axis of the VTOL rotor 20 is arranged so as to be parallel to the vertical direction. The VTOL rotor 20 rotates about the rotation axis to generate lift.

８つのＶＴＯＬロータ２０は、胴体１２の右方に配置される４つのＶＴＯＬロータ２０Ｒａ～２０Ｒｄと、胴体１２の左方に配置される４つのＶＴＯＬロータ２０Ｌａ～２０Ｌｄと、からなる。右側のＶＴＯＬロータ２０Ｒａ～２０Ｒｄは、ブーム１８Ｒによって支持される。右側のＶＴＯＬロータ２０Ｒａ～２０Ｒｄは、前から後に向かってＶＴＯＬロータ２０Ｒａ、ＶＴＯＬロータ２０Ｒｂ、ＶＴＯＬロータ２０Ｒｃ、ＶＴＯＬロータ２０Ｒｄの順で配置される。左側のＶＴＯＬロータ２０Ｌａ～２０Ｌｄは、ブーム１８Ｌによって支持される。左側のＶＴＯＬロータ２０Ｌａ～２０Ｌｄは、前から後に向かってＶＴＯＬロータ２０Ｌａ、ＶＴＯＬロータ２０Ｌｂ、ＶＴＯＬロータ２０Ｌｃ、ＶＴＯＬロータ２０Ｌｄの順で配置される。右側のＶＴＯＬロータ２０Ｒａ～２０Ｒｄと左側のＶＴＯＬロータ２０Ｌａ～２０Ｌｄは、胴体１２の中心軸線Ａを含む垂直平面を中心にして左右対称に配置される。なお、右側のＶＴＯＬロータ２０Ｒａ～２０Ｒｄと左側のＶＴＯＬロータ２０Ｌａ～２０Ｌｄは、機体の重心Ｇに対して点対称になるように配置されていても良い。 The eight VTOL rotors 20 consist of four VTOL rotors 20Ra to 20Rd arranged on the right side of the fuselage 12 and four VTOL rotors 20La to 20Ld arranged on the left side of the fuselage 12 . The right VTOL rotors 20Ra-20Rd are supported by boom 18R. The VTOL rotors 20Ra to 20Rd on the right side are arranged in the order of VTOL rotor 20Ra, VTOL rotor 20Rb, VTOL rotor 20Rc, and VTOL rotor 20Rd from front to rear. Left VTOL rotors 20La-20Ld are supported by boom 18L. The VTOL rotors 20La to 20Ld on the left side are arranged in the order of VTOL rotor 20La, VTOL rotor 20Lb, VTOL rotor 20Lc, and VTOL rotor 20Ld from front to rear. The right VTOL rotors 20Ra to 20Rd and the left VTOL rotors 20La to 20Ld are arranged symmetrically about a vertical plane including the central axis A of the fuselage 12. As shown in FIG. The VTOL rotors 20Ra to 20Rd on the right side and the VTOL rotors 20La to 20Ld on the left side may be arranged so as to be symmetrical with respect to the center of gravity G of the airframe.

クルーズロータ２２は、航空機１０の巡航時、垂直離陸から巡航への移行時、及び、巡航から垂直着陸への移行時に使用される。クルーズロータ２２の回転軸は前後方向と平行になるように配置される。クルーズロータ２２は、回転軸を中心にして回転して推力を発生させる。 The cruise rotor 22 is used when the aircraft 10 is cruising, transitioning from vertical takeoff to cruise, and transitioning from cruise to vertical landing. The rotation axis of the cruise rotor 22 is arranged so as to be parallel to the front-rear direction. The cruise rotor 22 rotates around the rotation axis to generate thrust.

２つのクルーズロータ２２は、胴体１２の右側に配置されるクルーズロータ２２Ｒと、胴体１２の左側に配置されるクルーズロータ２２Ｌと、からなる。２つのクルーズロータ２２は、胴体１２によって支持される。２つのクルーズロータ２２は、胴体１２の中心軸線Ａを含む垂直平面を中心にして左右対称に配置される。 The two cruise rotors 22 consist of a cruise rotor 22R arranged on the right side of the fuselage 12 and a cruise rotor 22L arranged on the left side of the fuselage 12 . Two cruise rotors 22 are supported by the fuselage 12 . The two cruise rotors 22 are arranged symmetrically about a vertical plane including the central axis A of the fuselage 12 .

航空機１０は、ＶＴＯＬロータ２０及びクルーズロータ２２を回転させるための駆動機構（不図示）及び電力供給システム２３（図２及び図３）を有する。 Aircraft 10 has a drive mechanism (not shown) for rotating VTOL rotor 20 and cruise rotor 22 and a power supply system 23 (FIGS. 2 and 3).

［２ 電力供給システム２３の構成］
図２及び図３を用いて電力供給システム２３の構成を説明する。図２で示されるように、各々のＶＴＯＬロータ２０に対しては、１組のコンポーネント群２４が設けられる。各々のクルーズロータ２２に対しては、２組のコンポーネント群２４が設けられる。図２及び図３で示される電力供給システム２３は、１２組のコンポーネント群２４を有する。また、この電力供給システム２３は、３組のコンポーネント群２４と１つのバッテリ３２を１グループとする４つのグループ（第１グループＧ１～第４グループＧ４）を有する。各々のコンポーネント群２４は、複数の電気コンポーネント、ここでは電動モータ２６と、インバータ２８（ＩＮＶ）と、第１平滑コンデンサ３０と、を含む。電動モータ２６は、インバータ２８と第１平滑コンデンサ３０を介してバッテリ３２に接続される。 [2 Configuration of power supply system 23]
The configuration of the power supply system 23 will be described with reference to FIGS. 2 and 3. FIG. A set of components 24 is provided for each VTOL rotor 20, as shown in FIG. Two sets of components 24 are provided for each cruise rotor 22 . The power supply system 23 shown in FIGS. 2 and 3 has twelve sets of components 24 . Further, the power supply system 23 has four groups (first group G1 to fourth group G4) each including three component groups 24 and one battery 32 as one group. Each component group 24 includes a plurality of electrical components, here an electric motor 26 , an inverter 28 (INV), and a first smoothing capacitor 30 . The electric motor 26 is connected to a battery 32 via an inverter 28 and a first smoothing capacitor 30 .

電動モータ２６は、三相モータである。電動モータ２６の出力軸は、対応するロータ（ＶＴＯＬロータ２０又はクルーズロータ２２）の回転軸に連結される。インバータ２８は、ＩＧＢＴ等の複数のスイッチング素子を有する。インバータ２８の一次側端子は、第１平滑コンデンサ３０及びバッテリ３２に接続される。インバータ２８の二次側端子は、電動モータ２６に接続される。インバータ２８は、一次側端子に入力された直流の電力を三相交流の電力に変換して二次側端子から出力する。以上の構成により、各々の電動モータ２６は、バッテリ３２から供給される電力によって動作する。 The electric motor 26 is a three-phase motor. The output shaft of the electric motor 26 is connected to the rotation shaft of the corresponding rotor (VTOL rotor 20 or cruise rotor 22). The inverter 28 has a plurality of switching elements such as IGBTs. A primary terminal of the inverter 28 is connected to the first smoothing capacitor 30 and the battery 32 . A secondary terminal of the inverter 28 is connected to the electric motor 26 . The inverter 28 converts the DC power input to the primary side terminal into three-phase AC power and outputs it from the secondary side terminal. With the above configuration, each electric motor 26 is operated by electric power supplied from the battery 32 .

図３で示されるように、インバータ２８の一次側端子、第１平滑コンデンサ３０及び各々のバッテリ３２（３２ａ～３２ｄ）は、スイッチ３６と、第２平滑コンデンサ３８と、パワーコントロールユニット４０（ＰＣＵ４０）を介してモータジェネレータ４２に接続される。 As shown in FIG. 3, the primary terminals of the inverter 28, the first smoothing capacitor 30 and each battery 32 (32a-32d) are connected to a switch 36, a second smoothing capacitor 38 and a power control unit 40 (PCU 40). is connected to the motor generator 42 via the .

モータジェネレータ４２は、三相モータとして機能するとともに、三相発電機としても機能する。モータジェネレータ４２の回転軸は、エンジン４４（ＥＮＧ）の出力軸に連結される。ＰＣＵ４０は、インバータ回路を有する。ＰＣＵ４０の一次側端子は、モータジェネレータ４２に接続される。ＰＣＵ４０の二次側端子は、第２平滑コンデンサ３８に接続される。更にＰＣＵ４０の二次側端子は、スイッチ３６を介してバッテリ３２及びインバータ２８の一次側端子に接続される。ＰＣＵ４０は、一次側端子に入力された三相交流の電力をインバータ回路で直流電力に変換して二次側端子から出力する。また、ＰＣＵ４０は、二次側端子に入力された直流の電力をインバータ回路で三相交流の電力に変換して一次側端子から出力する。スイッチ３６は、ＩＧＢＴ等のスイッチング素子とダイオードとで構成される。スイッチ３６は、ＰＣＵ４０側からバッテリ３２側への電力の供給を常時許容し、バッテリ３２側からＰＣＵ４０側への電力の供給をオン操作時に許容するように配置される。以上の構成により、モータジェネレータ４２は、発電した電力をバッテリ３２及びインバータ２８に出力し得る。また、モータジェネレータ４２は、スイッチ３６がオンの場合に、バッテリ３２から供給される電力によって動作して、エンジン４４を起動し得る。エンジン４４としては、レシプロエンジン及びガスタービンエンジン等の周知の内燃機関を使用可能である。なお、ＰＣＵ４０は、ＤＣ／ＤＣコンバータ回路を有していても良い。 The motor generator 42 functions as a three-phase motor and also functions as a three-phase generator. A rotating shaft of the motor generator 42 is connected to an output shaft of an engine 44 (ENG). PCU 40 has an inverter circuit. A primary side terminal of PCU 40 is connected to motor generator 42 . A secondary terminal of the PCU 40 is connected to the second smoothing capacitor 38 . Further, the secondary terminal of PCU 40 is connected to the primary terminals of battery 32 and inverter 28 via switch 36 . The PCU 40 converts the three-phase AC power input to the primary side terminal into DC power by the inverter circuit and outputs the DC power from the secondary side terminal. In addition, the PCU 40 converts the DC power input to the secondary side terminal into three-phase AC power by the inverter circuit, and outputs the power from the primary side terminal. The switch 36 is composed of a switching element such as an IGBT and a diode. The switch 36 is arranged to always allow power supply from the PCU 40 side to the battery 32 side, and to allow power supply from the battery 32 side to the PCU 40 side when turned on. With the configuration described above, the motor generator 42 can output the generated electric power to the battery 32 and the inverter 28 . Also, the motor generator 42 can operate with electric power supplied from the battery 32 to start the engine 44 when the switch 36 is on. As the engine 44, well-known internal combustion engines such as reciprocating engines and gas turbine engines can be used. PCU 40 may have a DC/DC converter circuit.

なお、図２及び図３は、電力供給システム２３を簡略化して示している。電力供給システム２３は、他の電気コンポーネントも含んでいる。図示されない電気コンポーネントとしては、例えば、電動モータ２６以外の電気的負荷、抵抗、コイル、コンデンサ、各種センサ類、ヒューズ、リレー、ブレーカ等がある。 2 and 3 show the power supply system 23 in a simplified manner. Power supply system 23 also includes other electrical components. Electrical components not shown include, for example, electrical loads other than the electric motor 26, resistors, coils, capacitors, various sensors, fuses, relays, breakers, and the like.

図４に示されるように、航空機１０には、コントローラ４８が設けられる。コントローラ４８は、例えば、ＣＰＵ等のプロセッサ、又は、ＡＳＩＣ、ＦＰＧＡ等の集積回路によって構成される。例えば、プロセッサはメモリに記憶されるプログラムを実行することによって各種機能を実現する。コントローラ４８は、各々のインバータ２８のスイッチング素子と、各々のスイッチ３６のスイッチング素子と、パワーコントロールユニット４０のスイッチング素子に制御信号を出力し、各々のスイッチング素子の動作を制御する。 As shown in FIG. 4, aircraft 10 is provided with a controller 48 . The controller 48 is configured by, for example, a processor such as a CPU, or an integrated circuit such as ASIC or FPGA. For example, the processor implements various functions by executing programs stored in memory. The controller 48 outputs control signals to the switching elements of each inverter 28, the switching elements of each switch 36, and the switching elements of the power control unit 40 to control the operation of each switching element.

［３ 電力供給システム２３の動作］
図２及び図３を用いて電力供給システム２３の動作を説明する。航空機１０の始動時、コントローラ４８は、乗員の操作に応じて、少なくとも１つのスイッチ３６をオンにするとともに、ＰＣＵ４０の各々のスイッチング素子の動作を制御する。すると、少なくとも１つのバッテリ３２（３２ａ～３２ｄ）からモータジェネレータ４２にＰＣＵ４０を介して電力が供給される。このとき、ＰＣＵ４０は、バッテリ３２から供給される直流電力を交流電力に変換してモータジェネレータ４２に出力する。電力が供給されることによってモータジェネレータ４２は動作し、エンジン４４を起動する。 [3 Operation of power supply system 23]
The operation of the power supply system 23 will be described with reference to FIGS. 2 and 3. FIG. During start-up of the aircraft 10 , the controller 48 turns on at least one switch 36 and controls the operation of each switching element of the PCU 40 in response to crew member manipulation. Then, power is supplied from at least one battery 32 (32a to 32d) to the motor generator 42 via the PCU 40. FIG. At this time, PCU 40 converts the DC power supplied from battery 32 into AC power and outputs the AC power to motor generator 42 . The motor generator 42 operates by supplying electric power to start the engine 44 .

エンジン４４の起動後、エンジン４４の動作によってモータジェネレータ４２は発電する。この状態で、モータジェネレータ４２から各々のグループのバッテリ３２及びコンポーネント群２４にＰＣＵ４０を介して電力が供給され得る。このとき、ＰＣＵ４０は、モータジェネレータ４２が発電する交流電力を直流電力に変換して各々のバッテリ３２及びコンポーネント群２４に出力する。インバータ２８は、ＰＣＵ４０から出力される直流電力又はバッテリ３２から供給される直流電力を交流電力に変換して電動モータ２６に出力する。電力が供給されることによって電動モータ２６は動作し、ロータ（ＶＴＯＬロータ２０又はクルーズロータ２２）は回転する。 After the engine 44 is started, the motor generator 42 generates electricity due to the operation of the engine 44 . In this state, power can be supplied from the motor generator 42 to each group of batteries 32 and component groups 24 via the PCU 40 . At this time, the PCU 40 converts AC power generated by the motor generator 42 into DC power and outputs the DC power to each battery 32 and component group 24 . The inverter 28 converts DC power output from the PCU 40 or DC power supplied from the battery 32 into AC power and outputs the AC power to the electric motor 26 . Electric motor 26 operates by supplying electric power, and the rotor (VTOL rotor 20 or cruise rotor 22) rotates.

バッテリ３２の電力で電動モータ２６を回転させる場合、基本的には各々のスイッチ３６のスイッチング素子はオフにされている。このため、１つのグループのバッテリ３２から他のグループのコンポーネント群２４に電力が供給されることはない。しかし、スイッチ３６のスイッチング素子をオンにして、１つのグループのバッテリ３２から他のグループのコンポーネント群２４に電力を供給することも可能である。 When the electric motor 26 is rotated by the power of the battery 32, basically the switching elements of each switch 36 are turned off. Therefore, power is not supplied from the batteries 32 of one group to the components 24 of the other group. However, it is also possible to turn on the switching elements of switches 36 to supply power from one group of batteries 32 to another group of components 24 .

［４ コンポーネント群２４とバッテリ３２のグループ分けの一例］
図２及び図３で示されるように、電力供給システム２３において、複数のコンポーネント群２４と複数のバッテリ３２は、３つのコンポーネント群２４と１つのバッテリ３２とを含む４つのグループ（第１グループＧ１～第４グループＧ４）にグループ分けされている。同一グループ内の複数のコンポーネント群２４は、同一グループ内の１つのバッテリ３２から電力を供給される。なお、ここでいう１つのバッテリ３２は、１つのバッテリモジュール、又は、複数のバッテリモジュールから構成される。各々のグループのバッテリ３２は、他のグループのバッテリ３２から独立している。 [4 Example of grouping of component group 24 and battery 32]
As shown in FIGS. 2 and 3, in the power supply system 23, the plurality of component groups 24 and the plurality of batteries 32 are divided into four groups (first group G1 to the fourth group G4). A plurality of component groups 24 within the same group are powered by one battery 32 within the same group. One battery 32 here is composed of one battery module or a plurality of battery modules. Each group of batteries 32 is independent of the other groups of batteries 32 .

第１グループＧ１は、ＶＴＯＬロータ２０Ｒａに対応するコンポーネント群２４Ｒａと、ＶＴＯＬロータ２０Ｌｄに対応するコンポーネント群２４Ｌｄと、クルーズロータ２２Ｒに対応するコンポーネント群２４Ｒ１と、バッテリ３２ａと、を含む。第１グループＧ１の各々の電気コンポーネントは、配線３４ａで接続される。 The first group G1 includes a component group 24Ra corresponding to the VTOL rotor 20Ra, a component group 24Ld corresponding to the VTOL rotor 20Ld, a component group 24R1 corresponding to the cruise rotor 22R, and a battery 32a. Each electrical component of the first group G1 is connected by a wire 34a.

第２グループＧ２は、ＶＴＯＬロータ２０Ｌａに対応するコンポーネント群２４Ｌａと、ＶＴＯＬロータ２０Ｒｄに対応するコンポーネント群２４Ｒｄと、クルーズロータ２２Ｌに対応するコンポーネント群２４Ｌ１と、バッテリ３２ｂと、を含む。第２グループＧ２の各々の電気コンポーネントは、配線３４ｂで接続される。 The second group G2 includes a component group 24La corresponding to the VTOL rotor 20La, a component group 24Rd corresponding to the VTOL rotor 20Rd, a component group 24L1 corresponding to the cruise rotor 22L, and a battery 32b. Each electrical component of the second group G2 is connected by a wire 34b.

第３グループＧ３は、ＶＴＯＬロータ２０Ｒｂに対応するコンポーネント群２４Ｒｂと、ＶＴＯＬロータ２０Ｌｃに対応するコンポーネント群２４Ｌｃと、クルーズロータ２２Ｒに対応するコンポーネント群２４Ｒ２と、バッテリ３２ｃと、を含む。第３グループＧ３の各々の電気コンポーネントは、配線３４ｃで接続される。 The third group G3 includes a component group 24Rb corresponding to the VTOL rotor 20Rb, a component group 24Lc corresponding to the VTOL rotor 20Lc, a component group 24R2 corresponding to the cruise rotor 22R, and a battery 32c. Each electrical component of the third group G3 is connected by a wire 34c.

第４グループＧ４は、ＶＴＯＬロータ２０Ｌｂに対応するコンポーネント群２４Ｌｂと、ＶＴＯＬロータ２０Ｒｃに対応するコンポーネント群２４Ｒｃと、クルーズロータ２２Ｌに対応するコンポーネント群２４Ｌ２と、バッテリ３２ｄと、を含む。第４グループＧ４の各々の電気コンポーネントは、配線３４ｄで接続される。 A fourth group G4 includes a component group 24Lb corresponding to the VTOL rotor 20Lb, a component group 24Rc corresponding to the VTOL rotor 20Rc, a component group 24L2 corresponding to the cruise rotor 22L, and a battery 32d. Each electrical component of the fourth group G4 is connected by a wire 34d.

冗長化のために、コンポーネント群２４Ｒ１の電動モータ２６と、コンポーネント群２４Ｒ２の電動モータ２６は、同一のクルーズロータ２２Ｒに接続される。通常は、コンポーネント群２４Ｒ１、２４Ｒ２が共にクルーズロータ２２Ｒを回転させるために使用される。そして、一方のコンポーネント群２４が故障した場合に、他方のコンポーネント群２４がクルーズロータ２２Ｒを回転させるために使用される。同様に、コンポーネント群２４Ｌ１の電動モータ２６と、コンポーネント群２４Ｌ２の電動モータ２６は、同一のクルーズロータ２２Ｌに接続される。 For redundancy, the electric motors 26 of the component group 24R1 and the electric motors 26 of the component group 24R2 are connected to the same cruise rotor 22R. Typically, component groups 24R1 and 24R2 are used together to rotate cruise rotor 22R. If one component group 24 fails, the other component group 24 is used to rotate the cruise rotor 22R. Similarly, the electric motor 26 of the component group 24L1 and the electric motor 26 of the component group 24L2 are connected to the same cruise rotor 22L.

［４．１ グループ分けの理由（１）］
バッテリ３２の削減という観点では、１つのバッテリ３２を全てのコンポーネント群２４で共用することが考えられる。しかし、この場合は、大容量のバッテリ３２が必要となる等、他の問題が発生する。このため、バッテリ３２をある程度分けた方が好ましい。更に、コンポーネント群２４とバッテリ３２を効率的に組み合わせることが好ましい。本実施形態では、次の理由から複数のコンポーネント群２４と複数のバッテリ３２とが４つのグループ（第１グループＧ１～第４グループＧ４）に分けられている。 [4.1 Reason for Grouping (1)]
From the viewpoint of reducing the number of batteries 32, one battery 32 may be shared by all component groups 24. FIG. However, in this case, other problems arise, such as the need for a large-capacity battery 32 . Therefore, it is preferable to divide the battery 32 to some extent. Furthermore, it is preferable to efficiently combine the components 24 and the battery 32 . In this embodiment, the plurality of component groups 24 and the plurality of batteries 32 are divided into four groups (first group G1 to fourth group G4) for the following reasons.

図１で示されるように、本実施形態においては、重心Ｇを中心にして互いに対称となる位置に配置される２つのＶＴＯＬロータ２０は、互いに回転方向が逆である。例えば、右側のＶＴＯＬロータ２０Ｒａの回転方向はＲ１である。この回転方向は、ＶＴＯＬロータ２０Ｒａと対をなす左側のＶＴＯＬロータ２０Ｌｄの回転方向（Ｒ２）と逆である。また、左側のＶＴＯＬロータ２０Ｌａの回転方向はＲ２である。この回転方向は、ＶＴＯＬロータ２０Ｌａと対をなす右側のＶＴＯＬロータ２０Ｒｄの回転方向（Ｒ１）と逆である。また、右側のＶＴＯＬロータ２０Ｒｂの回転方向はＲ２である。この回転方向は、ＶＴＯＬロータ２０Ｒｂと対をなす左側のＶＴＯＬロータ２０Ｌｃの回転方向（Ｒ１）と逆である。また、左側のＶＴＯＬロータ２０Ｌｂの回転方向はＲ１である。この回転方向は、ＶＴＯＬロータ２０Ｌｂと対をなす右側のＶＴＯＬロータ２０Ｒｃの回転方向（Ｒ２）と逆である。 As shown in FIG. 1, in this embodiment, the two VTOL rotors 20, which are arranged symmetrically about the center of gravity G, rotate in opposite directions. For example, the rotation direction of the right VTOL rotor 20Ra is R1. This rotating direction is opposite to the rotating direction (R2) of the left VTOL rotor 20Ld paired with the VTOL rotor 20Ra. The left VTOL rotor 20La rotates in the direction R2. This rotation direction is opposite to the rotation direction (R1) of the right VTOL rotor 20Rd paired with the VTOL rotor 20La. Also, the rotation direction of the right VTOL rotor 20Rb is R2. This direction of rotation is opposite to the direction of rotation (R1) of the left VTOL rotor 20Lc paired with the VTOL rotor 20Rb. Also, the rotation direction of the left VTOL rotor 20Lb is R1. This rotation direction is opposite to the rotation direction (R2) of the right VTOL rotor 20Rc that forms a pair with the VTOL rotor 20Lb.

ＶＴＯＬロータ２０が回転すると、ロータブレードによって推力及び反力（トルク反力）が生成される。上記のように、対をなす２つのＶＴＯＬロータ２０を互いに逆方向に回転させることで、機体に発生する反力を打ち消すことができる。 As the VTOL rotor 20 rotates, thrust and reaction forces (torque reaction forces) are generated by the rotor blades. As described above, by rotating the paired two VTOL rotors 20 in opposite directions, the reaction force generated in the airframe can be canceled.

例えば、１つのＶＴＯＬロータ２０に関連する電気系統又は機械系統が故障すると、そのＶＴＯＬロータ２０は停止する。この場合、停止したＶＴＯＬロータ２０と対をなす他のＶＴＯＬロータ２０を回転させたままにすると、他のＶＴＯＬロータ２０が発生させる反力が打ち消されずに機体に作用する。すると、機体にヨーモーメントが発生する。また、停止したＶＴＯＬロータ２０と対をなす他のＶＴＯＬロータ２０を回転させたままにすると、左右のＶＴＯＬロータ２０の推力のバランスが崩れる。すると、機体にロールモーメントとピッチングモーメントが発生する。このような事態を避けるために、対をなす一方のＶＴＯＬロータ２０が故障等で停止した場合は、他方のＶＴＯＬロータ２０を停止させる必要がある。このようにすることで、反力（トルク反力）のバランスが崩れることに起因するヨーモーメント、及び、推力のバランスが崩れることに起因するロールモーメントとピッチングモーメントを抑制することができる。 For example, if the electrical or mechanical system associated with one VTOL rotor 20 fails, that VTOL rotor 20 will stop. In this case, if the other VTOL rotor 20 paired with the stopped VTOL rotor 20 is kept rotating, the reaction force generated by the other VTOL rotor 20 will act on the airframe without being canceled out. Then, a yaw moment is generated in the aircraft. Further, if the other VTOL rotor 20 paired with the stopped VTOL rotor 20 is kept rotating, the balance of the thrust forces of the left and right VTOL rotors 20 is lost. Then, a roll moment and a pitching moment are generated in the airframe. In order to avoid such a situation, when one of the paired VTOL rotors 20 stops due to a failure or the like, the other VTOL rotor 20 must be stopped. By doing so, it is possible to suppress the yaw moment caused by imbalance of reaction force (torque reaction force), and the roll moment and pitching moment caused by imbalance of thrust force.

このようなことから、複数のコンポーネント群２４でバッテリ３２を共用する場合には、対をなす２つのＶＴＯＬロータ２０に対応する２つのコンポーネント群２４でバッテリ３２を共用することが効率的である。従って、本実施形態では、対をなす２つのＶＴＯＬロータ２０に対応する２つのコンポーネント群２４と、１つのバッテリ３２と、が同一グループにまとめられている。 For this reason, when the battery 32 is shared by a plurality of component groups 24, it is efficient to share the battery 32 between the two component groups 24 corresponding to the two VTOL rotors 20 forming a pair. Therefore, in this embodiment, two component groups 24 corresponding to two VTOL rotors 20 forming a pair and one battery 32 are grouped together.

なお、互いに反力を打ち消し合う２つのＶＴＯＬロータ２０は、上記例とは別の組み合わせであっても良い。例えば、ＶＴＯＬロータ２０ＲａとＶＴＯＬロータ２０Ｌａのように、左右に隣り合う２つのＶＴＯＬロータ２０が対をなしていても良い。また、ＶＴＯＬロータ２０ＲａとＶＴＯＬロータ２０Ｒｃのように、１つのＶＴＯＬロータ２０を挟んで前後に並ぶ２つのＶＴＯＬロータ２０が対をなしていても良い。他に、回転方向が互いに逆方向となる２つのＶＴＯＬロータ２０が対をなしていても良い。なお、上記思想に基づいて、図１で示されるＶＴＯＬロータ２０以外のロータに対しても、各ロータの回転方向を設定することによって、対となるロータの組み合わせを設定することが可能である。 It should be noted that the two VTOL rotors 20 whose reaction forces cancel each other may be combined differently from the above example. For example, two VTOL rotors 20 adjacent to each other on the left and right may form a pair, such as a VTOL rotor 20Ra and a VTOL rotor 20La. Also, two VTOL rotors 20 arranged in front and behind with one VTOL rotor 20 sandwiched therebetween may form a pair, such as the VTOL rotor 20Ra and the VTOL rotor 20Rc. Alternatively, two VTOL rotors 20 whose rotating directions are opposite to each other may form a pair. Based on the above idea, it is possible to set the combination of rotors to be paired by setting the rotation direction of each rotor for rotors other than the VTOL rotor 20 shown in FIG.

［４．２ グループ分けの理由（２）］
図５で示される横軸は、航空機１０の飛行時間［ｓ］である。図５で示される縦軸は、バッテリ３２又はモータジェネレータ４２からインバータ２８に入力される電力［Ｗ］である。 [4.2 Reason for grouping (2)]
The horizontal axis shown in FIG. 5 is the flight time [s] of the aircraft 10 . The vertical axis shown in FIG. 5 is the electric power [W] input from the battery 32 or the motor generator 42 to the inverter 28 .

図５では３つの電力の時間経過に伴う変化が第１推移５０～第３推移５４として示される。第１推移５０は、２つのＶＴＯＬロータ２０に対応する２つのインバータ２８の入力電力の推移を示す。２つのＶＴＯＬロータ２０というのは、対をなす２つのＶＴＯＬロータ２０である（上記［４．１］参照）。第２推移５２は、１つのクルーズロータ２２に対応する１つのインバータ２８の入力電力の推移を示す。第３推移５４は、第１推移５０の入力電力と第２推移５２の入力電力の合計値の推移を示す。 In FIG. 5, three power changes over time are shown as a first transition 50 to a third transition 54 . A first transition 50 shows the transition of the input power of the two inverters 28 corresponding to the two VTOL rotors 20 . The two VTOL rotors 20 are two VTOL rotors 20 forming a pair (see [4.1] above). A second transition 52 indicates the transition of the input power of one inverter 28 corresponding to one cruise rotor 22 . A third transition 54 shows the transition of the sum of the input power of the first transition 50 and the input power of the second transition 52 .

時点ｔ１～時点ｔ２の飛行状態は垂直離陸である。この時間帯では、基本的に、ＶＴＯＬロータ２０が使用され、クルーズロータ２２は使用されない。このため、第１推移５０で示されるように、ＶＴＯＬロータ２０に対応するインバータ２８の入力電力は大きい。一方、第２推移５２で示されるように、クルーズロータ２２に対応するインバータ２８の入力電力は小さい。 The flight state from time t1 to time t2 is vertical takeoff. During this time period, basically the VTOL rotor 20 is used and the cruise rotor 22 is not used. Therefore, the input power of the inverter 28 corresponding to the VTOL rotor 20 is large, as indicated by the first transition 50 . On the other hand, as indicated by the second transition 52, the input power of the inverter 28 corresponding to the cruise rotor 22 is small.

時点ｔ２～時点ｔ３の飛行状態は垂直離陸から巡航への移行である。この時間帯では、基本的に、ＶＴＯＬロータ２０の使用率が徐々に減らされ、クルーズロータ２２の使用率が徐々に増やされる。このため、第１推移５０で示されるように、ＶＴＯＬロータ２０に対応するインバータ２８の入力電力は徐々に小さくなる。一方、第２推移５２で示されるように、クルーズロータ２２に対応するインバータ２８の入力電力は徐々に大きくなる。 The flight state from time t2 to time t3 is a transition from vertical takeoff to cruising. During this time period, basically, the usage rate of the VTOL rotor 20 is gradually decreased and the usage rate of the cruise rotor 22 is gradually increased. Therefore, as indicated by the first transition 50, the input power of the inverter 28 corresponding to the VTOL rotor 20 gradually decreases. On the other hand, as indicated by the second transition 52, the input power of the inverter 28 corresponding to the cruise rotor 22 gradually increases.

時点ｔ３以降の飛行状態は巡航である。この時間帯では、基本的に、クルーズロータ２２が使用され、ＶＴＯＬロータ２０は使用されないか又は若干使用される程度である。このため、第２推移５２で示されるように、クルーズロータ２２に対応するインバータ２８の入力電力は大きい。一方、第１推移５０で示されるように、ＶＴＯＬロータ２０に対応するインバータ２８の入力電力は小さい。 The flight state after time t3 is cruising. During this time period, basically the cruise rotor 22 is used and the VTOL rotor 20 is not used or is used only slightly. Therefore, as indicated by the second transition 52, the input power of the inverter 28 corresponding to the cruise rotor 22 is large. On the other hand, as indicated by the first transition 50, the input power of the inverter 28 corresponding to the VTOL rotor 20 is small.

なお、図６で示されるように、垂直離陸時に必要な揚力は、ＶＴＯＬロータ２０の回転によって得られる（ロータリフト）。一方、垂直離陸から巡航への移行時に必要な揚力は、ＶＴＯＬロータ２０の回転によって得られるとともに、翼（前翼１４及び後翼１６）によって得られる。翼によって得られる揚力（ウイングリフト）は、移動速度の増加に伴い大きくなる。巡航時に必要な揚力は、翼によって得られる。ＶＴＯＬロータ２０の回転で揚力を発生させる垂直離陸時（及び垂直着陸時）に、ＶＴＯＬロータ２０に対応するインバータ２８の入力電力は大きい。一方、翼で揚力を発生させる巡航時に、ＶＴＯＬロータ２０に対応するインバータ２８の入力電力は比較的小さい。 Incidentally, as shown in FIG. 6, the lift necessary for vertical takeoff is obtained by the rotation of the VTOL rotor 20 (rotor lift). On the other hand, the lift required during the transition from vertical takeoff to cruising is provided by the rotation of the VTOL rotor 20 and by the wings (front wing 14 and rear wing 16). The lift provided by the wings (wing lift) increases as the speed of movement increases. The lift required for cruising is provided by the wings. The input power of the inverter 28 corresponding to the VTOL rotor 20 is large during vertical takeoff (and during vertical landing) in which lift is generated by the rotation of the VTOL rotor 20 . On the other hand, during cruising in which the wings generate lift, the input power of the inverter 28 corresponding to the VTOL rotor 20 is relatively small.

航空機１０の離陸から巡航までの間（時点ｔ１～時点ｔ３）及び巡航している間（時点ｔ３以降）、第３推移５４の最大値は、第１推移５０の最大値及び第２推移５２の最大値と大きな差はない。つまり、１つのバッテリ３２を、２つのＶＴＯＬロータ２０に対応する２つのコンポーネント群２４と、１つのクルーズロータ２２に対応する１つのコンポーネント群２４と、で共用することができる。こうしたことから、本実施形態では、対をなす２つのＶＴＯＬロータ２０に対応する２つのコンポーネント群２４と、１つのクルーズロータ２２に対応する１つのコンポーネント群２４と、１つのバッテリ３２と、が同一グループにまとめられている。 Between takeoff and cruise of aircraft 10 (time t1 to time t3) and while cruising (after time t3), the maximum value of third transition 54 is the maximum of first transition 50 and the maximum of second transition 52. There is no significant difference from the maximum value. That is, one battery 32 can be shared by two component groups 24 corresponding to two VTOL rotors 20 and one component group 24 corresponding to one cruise rotor 22 . For this reason, in this embodiment, two component groups 24 corresponding to the paired two VTOL rotors 20, one component group 24 corresponding to one cruise rotor 22, and one battery 32 are identical. grouped together.

［４．３ クルーズロータ２２のコンポーネント群２４の組み合わせ方］
各グループは、対をなす２つのＶＴＯＬロータ２０に対応する２つのコンポーネント群２４と、１つのクルーズロータ２２に対応するコンポーネント群２４と、の組み合わせによって構成される。クルーズロータ２２は、左右に１つずつ設けられている。各グループにおいて、クルーズロータ２２Ｒに対応するコンポーネント群２４Ｒ１、２４Ｒ２と、クルーズロータ２２Ｌに対応するコンポーネント群２４Ｌ１、２４Ｌ２のいずれを組み合わせるかは、次の考え方で決められている。 [4.3 How to combine the component group 24 of the cruise rotor 22]
Each group is composed of a combination of two component groups 24 corresponding to two VTOL rotors 20 forming a pair and a component group 24 corresponding to one cruise rotor 22 . One cruise rotor 22 is provided on each side. In each group, the combination of the component groups 24R1 and 24R2 corresponding to the cruise rotor 22R and the component groups 24L1 and 24L2 corresponding to the cruise rotor 22L is determined based on the following concept.

対をなす２つのＶＴＯＬロータ２０のうち、一方のＶＴＯＬロータ２０から右側のクルーズロータ２２Ｒまでの長さと、他方のＶＴＯＬロータ２０から右側のクルーズロータ２２Ｒまでの長さと、の差をＤ１とする。また、一方のＶＴＯＬロータ２０から左側のクルーズロータ２２Ｌまでの長さと、他方のＶＴＯＬロータ２０から左側のクルーズロータ２２Ｌまでの長さと、の差をＤ２とする。各グループでは、差が小さくなる組み合わせが採用されている。 Let D1 be the difference between the length from one VTOL rotor 20 to the right cruise rotor 22R of the pair of two VTOL rotors 20 and the length from the other VTOL rotor 20 to the right cruise rotor 22R. Also, let D2 be the difference between the length from one VTOL rotor 20 to the left cruise rotor 22L and the length from the other VTOL rotor 20 to the left cruise rotor 22L. Each group adopts a combination that minimizes the difference.

例えば、第１グループＧ１で説明する。ＶＴＯＬロータ２０Ｒａから右側のクルーズロータ２２Ｒまでの長さと、ＶＴＯＬロータ２０Ｌｄから右側のクルーズロータ２２Ｒまでの長さと、の差をＤ１とする。一方、ＶＴＯＬロータ２０Ｒａから左側のクルーズロータ２２Ｌまでの長さと、ＶＴＯＬロータ２０Ｌｄから左側のクルーズロータ２２Ｌまでの長さと、の差をＤ２とする。Ｄ１はＤ２よりも小さい。従って、第１グループＧ１は、コンポーネント群２４Ｒａと、コンポーネント群２４Ｌｄと、コンポーネント群２４Ｒ１と、の組み合わせによって構成される。他のグループも同じである。このようにすることで、同一グループ内で２つのコンポーネント群２４の距離の偏りが少なくなる。 For example, the first group G1 will be described. Let D1 be the difference between the length from the VTOL rotor 20Ra to the right cruise rotor 22R and the length from the VTOL rotor 20Ld to the right cruise rotor 22R. On the other hand, let D2 be the difference between the length from the VTOL rotor 20Ra to the left cruise rotor 22L and the length from the VTOL rotor 20Ld to the left cruise rotor 22L. D1 is smaller than D2. Therefore, the first group G1 is configured by a combination of the component group 24Ra, the component group 24Ld, and the component group 24R1. The same is true for other groups. By doing so, the bias in the distance between the two component groups 24 within the same group is reduced.

［４．４ バッテリ３２の位置］
バッテリ３２は、配線３４の長さが最小となるように配置される。例えば第１グループＧ１で説明する。バッテリ３２ａから一方のＶＴＯＬロータ２０Ｒａを回転させる電動モータ２６までの配線３４ａの長さをＬ１とする。バッテリ３２ａから他方のＶＴＯＬロータ２０Ｌｄを回転させる電動モータ２６までの配線３４ａの長さをＬ２とする。バッテリ３２ａからクルーズロータ２２Ｒを回転させる電動モータ２６までの配線３４ａの長さをＬ３とする。この場合、バッテリ３２ａは、長さの合計値Ｌ１＋Ｌ２＋Ｌ３が最小となるように配置される。 [4.4 Position of Battery 32]
The battery 32 is arranged so that the length of the wiring 34 is minimized. For example, the first group G1 will be described. Let L1 be the length of the wiring 34a from the battery 32a to the electric motor 26 that rotates one of the VTOL rotors 20Ra. Let L2 be the length of the wiring 34a from the battery 32a to the electric motor 26 that rotates the other VTOL rotor 20Ld. Let L3 be the length of the wiring 34a from the battery 32a to the electric motor 26 that rotates the cruise rotor 22R. In this case, the battery 32a is arranged so that the total length L1+L2+L3 is minimized.

［５ コンポーネント群２４とバッテリ３２のグループ分けの別例］
図２及び図３で示される例とは別のグループ分けも可能である。例えば、図７及び図８で示されるようなグループ分けでも良い。この例において、複数のコンポーネント群２４と複数のバッテリ３２は、第１グループＧ１～第４グループＧ４にグループ分けされている。第１グループＧ１と第２グループＧ２は、４つのコンポーネント群２４と１つのバッテリ３２とを含む。第３グループＧ３と第４グループＧ４は、２つのコンポーネント群２４と１つのバッテリ３２とを含む。 [5 Another Example of Grouping of Component Group 24 and Battery 32]
Other groupings than the examples shown in FIGS. 2 and 3 are possible. For example, grouping as shown in FIGS. 7 and 8 may be used. In this example, the plurality of component groups 24 and the plurality of batteries 32 are grouped into first group G1 to fourth group G4. A first group G1 and a second group G2 include four component groups 24 and one battery 32 . A third group G3 and a fourth group G4 include two component groups 24 and one battery 32 .

図７及び図８で示される例とは別のグループ分けも可能である。例えば、ＶＴＯＬロータ２０に対応する１つのコンポーネント群２４と、１つのクルーズロータ２２に対応する１つのコンポーネント群２４と、１つのバッテリ３２と、が同一グループにまとめられていても良い。 Other groupings than the examples shown in FIGS. 7 and 8 are also possible. For example, one component group 24 corresponding to the VTOL rotor 20, one component group 24 corresponding to one cruise rotor 22, and one battery 32 may be grouped together.

［６ その他の実施形態］
上記実施形態では、８つのＶＴＯＬロータ２０と２つのクルーズロータ２２を有する航空機１０を例にして、電力供給システム２３を説明した。しかし、電力供給システム２３は、ロータの数が異なる他の航空機１０に設けることも可能である。例えば、電力供給システム２３は、２つ以上のＶＴＯＬロータ２０を有する航空機１０に設けることも可能である。その場合も同様に、対となる２つのＶＴＯＬロータ２０に対応する２つのコンポーネント群２４と、１つのバッテリ３２と、を同一グループにしても良い。また、航空機１０がクルーズロータ２２を有する場合、１以上のＶＴＯＬロータ２０に対応する１以上のコンポーネント群２４と、クルーズロータ２２に対応するコンポーネント群２４と、１つのバッテリ３２と、を同一グループにしても良い。 [6 Other Embodiments]
In the above embodiment, the power supply system 23 has been described by taking the aircraft 10 having eight VTOL rotors 20 and two cruise rotors 22 as an example. However, the power supply system 23 may also be provided in other aircraft 10 with a different number of rotors. For example, power supply system 23 may be provided in aircraft 10 having more than one VTOL rotor 20 . In that case as well, the two component groups 24 corresponding to the two VTOL rotors 20 that form a pair and the one battery 32 may be grouped together. Also, when the aircraft 10 has the cruise rotor 22, one or more component groups 24 corresponding to the one or more VTOL rotors 20, the component group 24 corresponding to the cruise rotor 22, and one battery 32 are grouped together. can be

電力供給システム２３は、図３及び図８で示される回路以外の回路であっても良い。要するに、上記したような組み合わせで各々のコンポーネント群２４が組み合わされていれば良く、電力供給システム２３の回路は問わない。 The power supply system 23 may be circuits other than those shown in FIGS. In short, it suffices if each component group 24 is combined in the above-described combination, and the circuit of the power supply system 23 does not matter.

なお、本発明は、エンジン４４とモータジェネレータ４２を有するハイブリッド航空機の他に、エンジン４４とモータジェネレータ４２を有さない電動航空機にも適用可能である。一例として、図３及び図８で示される回路において、第２平滑コンデンサ３８～エンジン４４の構成がなくても良い。この場合、必要に応じて各々のスイッチ３６を切り替えることで、あるグループのバッテリ３２から他のグループへ電力を供給することが可能となる。別例として、図３及び図８で示される回路において、第２平滑コンデンサ３８～エンジン４４の構成に加えて、各グループのスイッチ３６がなくても良い。この場合、各々のグループは、互いに絶縁されている。 It should be noted that the present invention can be applied to an electric aircraft that does not have the engine 44 and the motor generator 42, in addition to the hybrid aircraft that has the engine 44 and the motor generator 42. As an example, in the circuits shown in FIGS. 3 and 8, the configuration of the second smoothing capacitor 38 to the engine 44 may be omitted. In this case, by switching each switch 36 as necessary, power can be supplied from the batteries 32 of one group to another group. As another example, in the circuits shown in FIGS. 3 and 8, in addition to the configuration of the second smoothing capacitor 38 to the engine 44, the switches 36 in each group may be omitted. In this case each group is insulated from each other.

上記実施形態の電力供給システム２３は、チルトロータを有する航空機１０に対して設けられても良い。 The power supply system 23 of the above embodiment may be provided for an aircraft 10 having a tilt rotor.

［７ 実施形態から得られる技術的思想］
上記実施形態から把握しうる技術的思想について、以下に記載する。 [7 Technical ideas obtained from the embodiment]
Technical ideas that can be grasped from the above embodiments will be described below.

本発明の第１の態様は、
航空機１０の揚力と推力の少なくとも一方を発生させるロータと、
前記ロータを回転させる複数の電気コンポーネントからなるコンポーネント群２４と、
複数の前記コンポーネント群２４に電力を供給するバッテリ３２と、
を備える電力供給システム２３であって、
前記ロータとして、前記航空機１０の垂直方向の移動時に揚力を発生させるＶＴＯＬロータ２０と、前記航空機１０の水平方向の移動時に推力を発生させるクルーズロータ２２と、を有し、
前記コンポーネント群２４として、前記ＶＴＯＬロータ２０に対応するＶＴＯＬコンポーネント群（例えばコンポーネント群２４Ｒａ）と、前記クルーズロータ２２に対応するクルーズコンポーネント群（例えばコンポーネント群２４Ｒ１）と、を有し、
前記ＶＴＯＬコンポーネント群と前記クルーズコンポーネント群は、同じ前記バッテリ３２から電力を供給される。 A first aspect of the present invention is
a rotor that generates at least one of lift and thrust for aircraft 10;
a component group 24 comprising a plurality of electrical components for rotating the rotor;
a battery 32 that powers the plurality of components 24;
A power supply system 23 comprising:
As the rotors, a VTOL rotor 20 that generates lift when the aircraft 10 moves in the vertical direction, and a cruise rotor 22 that generates thrust when the aircraft 10 moves in the horizontal direction,
The component group 24 includes a VTOL component group (for example, a component group 24Ra) corresponding to the VTOL rotor 20 and a cruise component group (for example, a component group 24R1) corresponding to the cruise rotor 22,
The VTOL components and the cruise components are powered by the same battery 32 .

ＶＴＯＬロータ２０は、主に垂直離陸時と垂直着陸時に使用される。一方、クルーズロータ２２は、主に巡航時に使用される。このため、ＶＴＯＬロータ２０に対応するコンポーネント群２４の第１入力電力と、クルーズロータ２２に対応するコンポーネント群２４の第２入力電力と、の合計値の最大値は、第１入力電力の最大値及び第２入力電力の最大値と比較して大きな差はない。従って、バッテリ３２を、ＶＴＯＬロータ２０に対応するコンポーネント群２４と、クルーズロータ２２に対応するコンポーネント群２４と、で共用したとしても、バッテリ３２の出力と容量とを大きく増加させる必要はない。こうしたことから、回路の簡素化及びバッテリ３２の小型化という観点では、ＶＴＯＬロータ２０に対応するコンポーネント群２４と、クルーズロータ２２に対応するコンポーネント群２４と、バッテリ３２と、の組み合わせは適切である。 The VTOL rotor 20 is mainly used during vertical takeoff and vertical landing. On the other hand, the cruise rotor 22 is mainly used during cruising. Therefore, the maximum value of the sum of the first input power of the component group 24 corresponding to the VTOL rotor 20 and the second input power of the component group 24 corresponding to the cruise rotor 22 is the maximum value of the first input power. and the maximum value of the second input power. Therefore, even if the battery 32 is shared by the component group 24 corresponding to the VTOL rotor 20 and the component group 24 corresponding to the cruise rotor 22, there is no need to greatly increase the output and capacity of the battery 32. Therefore, from the viewpoint of simplification of the circuit and miniaturization of the battery 32, the combination of the component group 24 corresponding to the VTOL rotor 20, the component group 24 corresponding to the cruise rotor 22, and the battery 32 is appropriate. .

本発明の第２の態様は、
航空機１０の揚力と推力の少なくとも一方を発生させるロータと、
前記ロータを回転させる複数の電気コンポーネントからなるコンポーネント群２４と、
複数の前記コンポーネント群２４に電力を供給するバッテリ３２と、
を備える電力供給システムであって、
前記ロータとして、前記航空機１０の垂直方向の移動時に揚力を発生させ且つ互いに反力を打ち消しあう２つの第１ＶＴＯＬロータ（例えばＶＴＯＬロータ２０Ｒａ、ＶＴＯＬロータ２０Ｌｄ）及び２つの第２ＶＴＯＬロータ（例えばＶＴＯＬロータ２０Ｌａ、ＶＴＯＬロータ２０Ｒｄ）と、前記航空機１０の水平方向の移動時に推力を発生させる第１クルーズロータ（例えばクルーズロータ２２Ｒ）及び第２クルーズロータ（例えばクルーズロータ２２Ｌ）と、を有し、
前記コンポーネント群として、２つの前記第１ＶＴＯＬロータに対応する２つの第１ＶＴＯＬコンポーネント群（例えばコンポーネント群２４Ｒａ、２４Ｌｄ）と、２つの前記第２ＶＴＯＬロータに対応する２つの第２ＶＴＯＬコンポーネント群（例えばコンポーネント群２４Ｌａ、２４Ｒｄ）と、前記第１クルーズロータに対応する第１クルーズコンポーネント群（例えばコンポーネント群２４Ｒ１）と、前記第２クルーズロータに対応する第２クルーズコンポーネント群（例えばコンポーネント群２４Ｌ１）と、を有し、
前記バッテリ３２として、第１バッテリ（例えばバッテリ３２ａ）と、第２バッテリ（例えばバッテリ３２ｂ）と、を有し、
２つの前記第１ＶＴＯＬコンポーネント群と前記第１クルーズコンポーネント群は、前記第１バッテリから電力を供給され、２つの前記第２ＶＴＯＬコンポーネント群と前記第２クルーズコンポーネント群は、前記第２バッテリから電力を供給される。 A second aspect of the present invention is
a rotor that generates at least one of lift and thrust for aircraft 10;
a component group 24 comprising a plurality of electrical components for rotating the rotor;
a battery 32 that powers the plurality of components 24;
A power supply system comprising
As the rotors, two first VTOL rotors (e.g. VTOL rotor 20Ra, VTOL rotor 20Ld) and two second VTOL rotors (e.g. VTOL rotor 20La , VTOL rotors 20Rd), and a first cruise rotor (e.g., cruise rotor 22R) and a second cruise rotor (e.g., cruise rotor 22L) that generate thrust during horizontal movement of the aircraft 10,
As the component groups, two first VTOL component groups corresponding to the two first VTOL rotors (for example, component groups 24Ra and 24Ld) and two second VTOL component groups corresponding to the two second VTOL rotors (for example, component groups 24La , 24Rd), a first cruise component group (eg component group 24R1) corresponding to the first cruise rotor, and a second cruise component group (eg component group 24L1) corresponding to the second cruise rotor. ,
As the battery 32, a first battery (eg battery 32a) and a second battery (eg battery 32b) are provided,
Two of the first VTOL component groups and the first cruise component group are powered by the first battery, and two of the second VTOL component groups and the second cruise component group are powered by the second battery. be done.

上記したように、回路の簡素化及びバッテリ３２の小型化という観点では、ＶＴＯＬロータ２０に対応するコンポーネント群２４と、クルーズロータ２２に対応するコンポーネント群２４と、バッテリ３２と、の組み合わせは適切である。 As described above, from the viewpoint of simplification of the circuit and miniaturization of the battery 32, the combination of the component group 24 corresponding to the VTOL rotor 20, the component group 24 corresponding to the cruise rotor 22, and the battery 32 is appropriate. be.

本発明の第２の態様において、
一方の前記第１ＶＴＯＬロータ（例えばＶＴＯＬロータ２０Ｒａ）から前記第１クルーズロータ（例えばクルーズロータ２２Ｒ）までの長さと他方の前記第１ＶＴＯＬロータ（例えばＶＴＯＬロータ２０Ｌｄ）から前記第１クルーズロータ（例えばクルーズロータ２２Ｒ）までの長さとの差（Ｄ１）は、一方の前記第１ＶＴＯＬロータ（例えばＶＴＯＬロータ２０Ｒａ）から前記第２クルーズロータ（例えばクルーズロータ２２Ｌ）までの長さと他方の前記第１ＶＴＯＬロータ（例えばＶＴＯＬロータ２０Ｌｄ）から前記第２クルーズロータ（例えばクルーズロータ２２Ｌ）までの長さとの差（Ｄ２）よりも小さくても良い。 In a second aspect of the invention,
The length from one of the first VTOL rotors (for example, the VTOL rotor 20Ra) to the first cruise rotor (for example, the cruise rotor 22R) and the length from the other first VTOL rotor (for example, the VTOL rotor 20Ld) to the first cruise rotor (for example, the cruise rotor) 22R) is the length from one of the first VTOL rotors (for example, the VTOL rotor 20Ra) to the second cruise rotor (for example, the cruise rotor 22L) and the other first VTOL rotor (for example, the VTOL rotor 20Ra). It may be smaller than the difference (D2) between the length from the rotor 20Ld) to the second cruise rotor (for example, the cruise rotor 22L).

上記構成によれば、同一グループ内で２つのコンポーネント群２４の距離の偏りが少ない。このため、同一グループ内で配線３４の長さの偏りが少ない。従って、バッテリ３２を適切な位置に配置することによって、配線３４の抵抗差を小さくすることができる。 According to the above configuration, there is little bias in the distance between the two component groups 24 within the same group. Therefore, there is little deviation in the length of the wiring 34 within the same group. Therefore, by arranging the battery 32 at an appropriate position, the resistance difference of the wiring 34 can be reduced.

本発明の第２の態様において、
前記第１バッテリ（例えばバッテリ３２ａ）は、前記第１バッテリから一方の前記第１ＶＴＯＬロータ（例えばＶＴＯＬロータ２０Ｒａ）を回転させる前記電気コンポーネント（電動モータ２６）までの配線３４の長さ（Ｌ１）と、前記第１バッテリから他方の前記第１ＶＴＯＬロータ（例えばＶＴＯＬロータ２０Ｌｄ）を回転させる前記電気コンポーネント（電動モータ２６）までの配線３４の長さ（Ｌ２）と、前記第１バッテリから前記第１クルーズロータ（例えばクルーズロータ２２Ｒ）を回転させる前記電気コンポーネント（電動モータ２６）までの配線３４の長さ（Ｌ３）の合計値（Ｌ１＋Ｌ２＋Ｌ３）が、最小となるように配置されても良い。 In a second aspect of the invention,
The first battery (for example, battery 32a) has a length (L1) of wiring 34 from the first battery to the electric component (electric motor 26) that rotates one of the first VTOL rotors (for example, VTOL rotor 20Ra), and , the length (L2) of the wiring 34 from the first battery to the electric component (electric motor 26) that rotates the other first VTOL rotor (for example, the VTOL rotor 20Ld), and the length (L2) of the wiring 34 from the first battery to the first cruise The total value (L1+L2+L3) of the length (L3) of the wiring 34 to the electric component (electric motor 26) that rotates the rotor (eg, cruise rotor 22R) may be minimized.

上記構成によれば、配線３４の抵抗差を小さくすることができる。 According to the above configuration, the resistance difference of the wiring 34 can be reduced.

本発明の第１、第２の態様において、
各々の前記コンポーネント群２４は、電動モータ２６の駆動回路（インバータ２８）を有しても良い。 In the first and second aspects of the present invention,
Each of the component groups 24 may have a drive circuit (inverter 28) for the electric motor 26. FIG.

本発明の第１、第２の態様において、
前記航空機１０は、前方向の移動時に揚力を発生させる翼（前翼１４、後翼１６）を備えても良い。 In the first and second aspects of the present invention,
The aircraft 10 may have wings (front wings 14, rear wings 16) that generate lift during forward movement.

なお、本発明に係る電力供給システムは、上記実施形態に限らず、本発明の要旨を逸脱することなく、種々の構成を採り得ることはもちろんである。 It should be noted that the power supply system according to the present invention is not limited to the above-described embodiment, and it goes without saying that various configurations can be adopted without departing from the gist of the present invention.

１０…航空機
１４…前翼（翼）
１６…後翼（翼）
２０、２０Ｌａ～２０Ｌｂ、２０Ｒａ～２０Ｒｄ…ＶＴＯＬロータ（ロータ、第１ＶＴＯＬロータ、第２ＶＴＯＬロータ）
２２、２２Ｌ、２２Ｒ…クルーズロータ（ロータ、第１クルーズロータ、第２クルーズロータ）
２３…電力供給システム
２４、２４Ｌ１、２４Ｌａ～２４Ｌｄ、２４Ｒ１、２４Ｒａ～２４Ｒｄ、…コンポーネント群（ＶＴＯＬコンポーネント群、第１ＶＴＯＬコンポーネント群、第２ＶＴＯＬコンポーネント群、クルーズコンポーネント群、第１クルーズコンポーネント群、第２クルーズコンポーネント群）
２６…電動モータ（電気コンポーネント）
２８…インバータ（電気コンポーネント、駆動回路）
３２、３２ａ～３２ｄ…バッテリ
３４、３４ａ～３４ｄ…配線 10... Aircraft 14... Front wing (wing)
16... Rear wing (wing)
20, 20La to 20Lb, 20Ra to 20Rd... VTOL rotor (rotor, first VTOL rotor, second VTOL rotor)
22, 22L, 22R... Cruise rotors (rotors, first cruise rotor, second cruise rotor)
23 power supply system 24, 24L1, 24La to 24Ld, 24R1, 24Ra to 24Rd, component group (VTOL component group, first VTOL component group, second VTOL component group, cruise component group, first cruise component group, second cruise component group)
26... Electric motor (electrical component)
28 ... Inverter (electrical component, drive circuit)
32, 32a-32d... Battery 34, 34a-34d... Wiring

図１は上から見た航空機の模式図である。FIG. 1 is a schematic diagram of an aircraft viewed from above. 図２は電力供給システムにおける各々のロータ及び各々のコンポーネント群の配置を示す図である。FIG. 2 is a diagram showing the arrangement of each rotor and each component group in the power supply system. 図３は電力供給システムの回路を示す図である。FIG. 3 is a diagram showing the circuit of the power supply system. 図４は電力供給システムの制御ブロックを示す図である。FIG. 4 is a diagram showing control blocks of the power supply system. 図５は離陸後の飛行時間とインバータの入力電力を示す図である。FIG. 5 is a diagram showing the flight time after takeoff and the input power of the inverter. 図６は飛行状態の変化に伴う揚力を発生させる主体の変化を示す図である。FIG. 6 is a diagram showing changes in the main body that generates lift accompanying changes in flight conditions. 図７は電力供給システムにおける各々のロータ及び各々のコンポーネント群の配置を示す図である。FIG. 7 is a diagram showing the arrangement of each rotor and each component group in the power supply system. 図８は電力供給システムの回路を示す図である。FIG. 8 is a diagram showing the circuit of the power supply system.

本発明の第２の態様は、
航空機１０の揚力と推力の少なくとも一方を発生させるロータと、
前記ロータを回転させる複数の電気コンポーネントからなるコンポーネント群２４と、
複数の前記コンポーネント群２４に電力を供給するバッテリ３２と、
を備える電力供給システム２３であって、
前記ロータとして、前記航空機１０の垂直方向の移動時に揚力を発生させ且つ互いに反力を打ち消しあう２つの第１ＶＴＯＬロータ（例えばＶＴＯＬロータ２０Ｒａ、ＶＴＯＬロータ２０Ｌｄ）及び２つの第２ＶＴＯＬロータ（例えばＶＴＯＬロータ２０Ｌａ、ＶＴＯＬロータ２０Ｒｄ）と、前記航空機１０の水平方向の移動時に推力を発生させる第１クルーズロータ（例えばクルーズロータ２２Ｒ）及び第２クルーズロータ（例えばクルーズロータ２２Ｌ）と、を有し、
前記コンポーネント群として、２つの前記第１ＶＴＯＬロータに対応する２つの第１ＶＴＯＬコンポーネント群（例えばコンポーネント群２４Ｒａ、２４Ｌｄ）と、２つの前記第２ＶＴＯＬロータに対応する２つの第２ＶＴＯＬコンポーネント群（例えばコンポーネント群２４Ｌａ、２４Ｒｄ）と、前記第１クルーズロータに対応する第１クルーズコンポーネント群（例えばコンポーネント群２４Ｒ１）と、前記第２クルーズロータに対応する第２クルーズコンポーネント群（例えばコンポーネント群２４Ｌ１）と、を有し、
前記バッテリ３２として、第１バッテリ（例えばバッテリ３２ａ）と、第２バッテリ（例えばバッテリ３２ｂ）と、を有し、
２つの前記第１ＶＴＯＬコンポーネント群と前記第１クルーズコンポーネント群は、前記第１バッテリから電力を供給され、２つの前記第２ＶＴＯＬコンポーネント群と前記第２クルーズコンポーネント群は、前記第２バッテリから電力を供給される。 A second aspect of the present invention is
a rotor that generates at least one of lift and thrust for aircraft 10;
a component group 24 comprising a plurality of electrical components for rotating the rotor;
a battery 32 that powers the plurality of components 24;
A power supply system 23 comprising:
As the rotors, two first VTOL rotors (e.g. VTOL rotor 20Ra, VTOL rotor 20Ld) and two second VTOL rotors (e.g. VTOL rotor 20La , VTOL rotors 20Rd), and a first cruise rotor (e.g., cruise rotor 22R) and a second cruise rotor (e.g., cruise rotor 22L) that generate thrust during horizontal movement of the aircraft 10,
As the component groups, two first VTOL component groups corresponding to the two first VTOL rotors (for example, component groups 24Ra and 24Ld) and two second VTOL component groups corresponding to the two second VTOL rotors (for example, component groups 24La , 24Rd), a first cruise component group (eg component group 24R1) corresponding to the first cruise rotor, and a second cruise component group (eg component group 24L1) corresponding to the second cruise rotor. ,
As the battery 32, a first battery (eg battery 32a) and a second battery (eg battery 32b) are provided,
Two of the first VTOL component groups and the first cruise component group are powered by the first battery, and two of the second VTOL component groups and the second cruise component group are powered by the second battery. be done.

１０…航空機
１４…前翼（翼）
１６…後翼（翼）
２０、２０Ｌａ～２０Ｌｄ、２０Ｒａ～２０Ｒｄ…ＶＴＯＬロータ（ロータ、第１ＶＴＯＬロータ、第２ＶＴＯＬロータ）
２２、２２Ｌ、２２Ｒ…クルーズロータ（ロータ、第１クルーズロータ、第２クルーズロータ）
２３…電力供給システム
２４、２４Ｌ１、２４Ｌ２、２４Ｌａ～２４Ｌｄ、２４Ｒ１、２４Ｒ２、２４Ｒａ～２４Ｒｄ…コンポーネント群（ＶＴＯＬコンポーネント群、第１ＶＴＯＬコンポーネント群、第２ＶＴＯＬコンポーネント群、クルーズコンポーネント群、第１クルーズコンポーネント群、第２クルーズコンポーネント群）
２６…電動モータ（電気コンポーネント）
２８…インバータ（電気コンポーネント、駆動回路）
３２、３２ａ～３２ｄ…バッテリ
３４、３４ａ～３４ｄ…配線 10... Aircraft 14... Front wing (wing)
16... Rear wing (wing)
20, 20La to 20L d , 20Ra to 20Rd ... VTOL rotor (rotor, first VTOL rotor, second VTOL rotor)
22, 22L, 22R... Cruise rotors (rotors, first cruise rotor, second cruise rotor)
23 power supply system 24, 24L1, 24L2, 24La to 24Ld, 24R1, 24R2, 24Ra to 24Rd component group (VTOL component group, first VTOL component group, second VTOL component group, cruise component group, first cruise component group, second cruise component group)
26... Electric motor (electrical component)
28 ... Inverter (electrical component, drive circuit)
32, 32a-32d... Battery 34, 34a-34d... Wiring

Claims (6)

航空機の揚力と推力の少なくとも一方を発生させるロータと、
前記ロータを回転させる複数の電気コンポーネントからなるコンポーネント群と、
複数の前記電気コンポーネントに電力を供給するバッテリと、
を備える電力供給システムであって、
前記ロータとして、前記航空機の垂直方向の移動時に揚力を発生させるＶＴＯＬロータと、前記航空機の水平方向の移動時に推力を発生させるクルーズロータと、を有し、
前記コンポーネント群として、前記ＶＴＯＬロータに対応するＶＴＯＬコンポーネント群と、前記クルーズロータに対応するクルーズコンポーネント群と、を有し、
前記ＶＴＯＬコンポーネント群と前記クルーズコンポーネント群は、同じ前記バッテリから電力を供給される、電力供給システム。 a rotor that generates at least one of lift and thrust for the aircraft;
a component group consisting of a plurality of electrical components for rotating the rotor;
a battery that powers a plurality of said electrical components;
A power supply system comprising
The rotors include a VTOL rotor that generates lift when the aircraft moves in the vertical direction, and a cruise rotor that generates thrust when the aircraft moves in the horizontal direction,
The component group includes a VTOL component group corresponding to the VTOL rotor and a cruise component group corresponding to the cruise rotor,
A power supply system wherein the VTOL component group and the cruise component group are powered from the same battery. 航空機の揚力と推力の少なくとも一方を発生させるロータと、
前記ロータを回転させる複数の電気コンポーネントからなるコンポーネント群と、
複数の前記電気コンポーネントに電力を供給するバッテリと、
を備える電力供給システムであって、
前記ロータとして、前記航空機の垂直方向の移動時に揚力を発生させ且つ互いに反力を打ち消しあう２つの第１ＶＴＯＬロータ及び２つの第２ＶＴＯＬロータと、前記航空機の水平方向の移動時に推力を発生させる第１クルーズロータ及び第２クルーズロータと、を有し、
前記コンポーネント群として、２つの前記第１ＶＴＯＬロータに対応する２つの第１ＶＴＯＬコンポーネント群と、２つの前記第２ＶＴＯＬロータに対応する２つの第２ＶＴＯＬコンポーネント群と、前記第１クルーズロータに対応する第１クルーズコンポーネント群と、前記第２クルーズロータに対応する第２クルーズコンポーネント群と、を有し、
前記バッテリとして、第１バッテリと、第２バッテリと、を有し、
２つの前記第１ＶＴＯＬコンポーネント群と前記第１クルーズコンポーネント群は、前記第１バッテリから電力を供給され、２つの前記第２ＶＴＯＬコンポーネント群と前記第２クルーズコンポーネント群は、前記第２バッテリから電力を供給される、電力供給システム。 a rotor that generates at least one of lift and thrust for the aircraft;
a component group consisting of a plurality of electrical components for rotating the rotor;
a battery that powers a plurality of said electrical components;
A power supply system comprising
As the rotors, there are two first VTOL rotors and two second VTOL rotors that generate lift when the aircraft moves vertically and counteract each other's reaction forces, and a first VTOL rotor that generates thrust when the aircraft moves horizontally. a cruise rotor and a second cruise rotor;
The component groups include two first VTOL component groups corresponding to the two first VTOL rotors, two second VTOL component groups corresponding to the two second VTOL rotors, and a first cruise rotor corresponding to the first cruise rotor. a component group and a second cruise component group corresponding to the second cruise rotor;
having a first battery and a second battery as the batteries,
Two of the first VTOL component groups and the first cruise component group are powered by the first battery, and two of the second VTOL component groups and the second cruise component group are powered by the second battery. power supply system. 請求項２に記載の電力供給システムであって、
一方の前記第１ＶＴＯＬロータから前記第１クルーズロータまでの長さと他方の前記第１ＶＴＯＬロータから前記第１クルーズロータまでの長さとの差は、一方の前記第１ＶＴＯＬロータから前記第２クルーズロータまでの長さと他方の前記第１ＶＴＯＬロータから前記第２クルーズロータまでの長さとの差よりも小さい、電力供給システム。 The power supply system according to claim 2,
The difference between the length from the first VTOL rotor on one side to the first cruise rotor and the length from the first VTOL rotor to the first cruise rotor on the other side is the length from the first VTOL rotor to the second cruise rotor. A power supply system that is less than the difference between the length and the length from the other first VTOL rotor to the second cruise rotor. 請求項２に記載の電力供給システムであって、
前記第１バッテリは、前記第１バッテリから一方の前記第１ＶＴＯＬロータを回転させる前記電気コンポーネントまでの配線の長さと、前記第１バッテリから他方の前記第１ＶＴＯＬロータを回転させる前記電気コンポーネントまでの配線の長さと、前記第１バッテリから前記第１クルーズロータを回転させる前記電気コンポーネントまでの配線の長さの合計値が、最小となるように配置される、電力供給システム。 The power supply system according to claim 2,
The first battery has a wiring length from the first battery to the electrical component that rotates one of the first VTOL rotors, and a wiring from the first battery to the electrical component that rotates the other first VTOL rotor. and the length of wiring from said first battery to said electrical component for rotating said first cruise rotor is minimized. 請求項１～４のいずれか１項に記載の電力供給システムであって、
各々の前記コンポーネント群は、電動モータの駆動回路を有する、電力供給システム。 The power supply system according to any one of claims 1 to 4,
A power supply system, wherein each said component group has a drive circuit for an electric motor. 請求項１～５のいずれか１項に記載の電力供給システムであって、
前記航空機は、前方向の移動時に揚力を発生させる翼を備える、電力供給システム。 The power supply system according to any one of claims 1 to 5,
A power supply system, wherein the aircraft comprises wings that generate lift during forward movement.
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